(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
複数の孔を備えた部品の被覆および被覆により閉塞された孔の開孔方法であって、少なくとも一列（１０、１０′、１０″、１０″′、・・・）の孔（４、１３′、１３″、１５′、１５″、・・・）を有する部品（１、１２０、１３０、１５５）の被覆時に少なくとも２個の孔（１３′、１３″、１３″′、・・・）がその内部を閉塞されないように、被覆工程前に前記少なくとも一列（１０、１０′、１０″、１０″′）の少なくとも２個の孔（１３′、１３″、１３″′・・・）で、かつ全部（１５′、１５″、・・・）ではない孔にマスキング材料が着けられ、前記部品（１、１２０、１３０、１５５）の被覆工程が、前記少なくとも２個の孔（１３′、１３″、・・・）を前記マスキング材料で閉塞し、残りの孔（１５′、１５″・・・）を開けた状態で実施され、被覆工程後に前記マスキング材料で閉塞された少なくとも２個の孔（１３′、１３″、・・・）からマスキング材料が除去され、かつ、被覆により閉塞された前記残りの孔（１５′、１５″・・・）が再び開孔され、その際、前記少なくとも一列（１０、１０′、１０″、１０″′）に配置された孔（１３′、１３″、・・・１５′、１５″、・・・）の実際の配置位置（７）を求めるために、前記マスキング材料が除去された少なくとも２個の孔（１３′、１３″、・・・）が、前記被覆により閉塞された残りの孔（１５′、１５″・・・）の位置を求めるために利用されることを特徴とする方法。
【請求項２】
前記孔（１３′、１３″、・・・１５′、１５″、・・・）が冷却空気孔であることを特徴とする請求項１に記載の方法。
【請求項３】
前記マスキングされた部品（１、１２０、１３０、１５５）の孔列（１０′、１０″、１０″′、・・・）において、マスキングされた複数の孔（１３′、１３″）間に少なくとも１個の閉塞されていない孔（１５′、１５″、・・・）が存在していることを特徴とする請求項１又は２に記載の方法。
【請求項４】
前記被覆工程前に少なくとも３個の孔（１３′、１３″）がマスキングされ、その場合、マスキングされた孔（１３′、１３″、１３″′）が直接並んで位置し、その孔列（１０′、１０″、１０″′、・・・）においてマスキングされた他の複数の孔（１３′、１３″、１３″′）間に少なくとも１個のマスキング材料で閉塞されていない孔（１５′、１５″、・・・）が位置していることを特徴とする請求項１ないし３のいずれか１つに記載の方法。
【請求項５】
少なくとも５０％までの孔が、マスキング材料で閉塞されることを特徴とする請求項１ないし４のいずれか１つに記載の方法。
【請求項６】
孔列（１０、１０′、１０″、１０″′、・・・）の最上部孔および最下部孔がマスキング材料で閉塞されることを特徴とする請求項１ないし５のいずれか１つに記載の方法。
【請求項７】
孔列（１０、１０′、１０″、１０″′、・・・）の複数の孔（１３′、１３″、１３″′）が異なって形成され、あるいは孔列（１０）が複数の区分域（１０′、１０″、１０″′）に分けられ、それらの区分域（１０′、１０″、１０″′）の孔（１３′、１３″、１３″′）の配列が異なり、各区分域（１０′、１０″、１０″′）において少なくとも２個の孔（１３′、１３″、１３″′）がマスキング材料で閉塞されることを特徴とする請求項１ないし６のいずれか１つに記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は複数の孔を備えた部品の被覆時にすべての孔が閉塞されない被覆方法と閉塞された孔を開孔する方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
例えばガスタービンのタービン翼のような部品は複数の冷却空気孔を有している。かかる冷却空気孔は新製造時に被膜を付ける前に基材に直接設けられるか、被再加工部品に既に存在しており、後者では被膜が交換される。いずれの場合も「被覆閉塞(Coat down)」問題、即ち、被覆材料が冷却空気孔の中に侵入しその孔を不本意に閉塞するという問題がある。
【０００３】
冷却空気孔を閉塞する方法はあるが、その場合、孔を完全に覆うことは、特に被覆工程中においては、常には保証されない。
【０００４】
冷却空気孔から「被覆閉塞」を後で除去する場合には、冷却空気孔列の配列が所望の幾何学形状からずれているために、冷却空気孔から被覆閉塞を除去する装置において冷却空気孔列への正しいアラインメントに問題が生ずる。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００５】
【特許文献１】欧州特許出願公告第１２０４７７６号明細書
【特許文献２】欧州特許第１３０６４５４号明細書
【特許文献３】欧州特許出願公開第１３１９７２９号明細書
【特許文献４】国際公開第９９／６７４３５号パンフレット
【特許文献５】国際公開第００／４４９４９号パンフレット
【特許文献６】米国特許第６０２４７９２号明細書
【特許文献７】欧州特許出願公開第０８９２０９０号明細書
【特許文献８】欧州特許出願公告第０４８６４８９号明細書
【特許文献９】欧州特許出願公告第０７８６０１７号明細書
【特許文献１０】欧州特許出願公告第０４１２３９７号明細書
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
本発明の課題は上述の問題を解消することにある。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
この課題は特許請求の範囲の請求項１に記載の方法によって解決される。即ち、請求項１によれば、複数の孔を備えた部品の被覆および被覆により閉塞された孔の開孔方法であって、少なくとも一列（１０、１０′、１０″、１０″′、・・・）の孔（４、１３′、１３″、１５′、１５″、・・・）を有する部品（１、１２０、１３０、１５５）の被覆時に少なくとも２個の孔（１３′、１３″、１３″′、・・・）がその内部を閉塞されないように、被覆工程前に前記少なくとも一列（１０、１０′、１０″、１０″′）の少なくとも２個の孔（１３′、１３″、１３″′・・・）で、かつ全部（１５′、１５″、・・・）ではない孔にマスキング材料が着けられ、前記部品（１、１２０、１３０、１５５）の被覆工程が、前記少なくとも２個の孔（１３′、１３″、・・・）を前記マスキング材料で閉塞し、残りの孔（１５′、１５″・・・）を開けた状態で実施され、被覆工程後に前記前記マスキング材料で閉塞された孔（１３′、１３″、・・・）からマスキング材料が除去され、かつ、被覆により閉塞された前記残りの孔（１５′、１５″・・・）が再び開孔され、その際、前記少なくとも一列（１０、１０′、１０″、１０″′）に配置された孔（１３′、１３″、・・・１５′、１５″、・・・）の実際の配置位置（７）を求めるために、前記マスキング材料が除去された少なくとも２個の孔（１３′、１３″、・・・）が、前記被覆により閉塞された残りの孔（１５′、１５″・・・）の位置を求めるために利用されることを特徴とする。
【０００８】
有利な実施態様が従属請求項に記載されており、さらなる利点を得るために各請求項に記載の特徴事項を互いに任意に組み合わせることができる。
【図面の簡単な説明】
【０００９】
【図１】冷却空気孔列を備えた部品の概略側面図。
【図２】本発明に基づく被覆方法に対する部品の概略側面図。
【図３】本発明に基づく被覆方法に対する部品の概略側面図。
【図４】本発明に基づく被覆方法に対する部品の概略側面図。
【図５】本発明に基づく被覆方法に対する部品の概略側面図。
【図６】本発明に基づく被覆方法に対する部品の概略側面図。
【図７】ガスタービンの概略構成図。
【図８】タービン翼の斜視図。
【図９】燃焼器の概略斜視図。
【図１０】超合金の組成表。
【発明を実施するための形態】
【００１０】
以下図を参照して本発明の実施例を詳細に説明する。これらの図と説明は単に本発明の実施例を示したものにすぎない。
【００１１】
図１に、孔の例として１つの冷却空気孔列すなわち孔列１０に複数の冷却空気孔４（図１参照）、１３′、１３″、・・・、１５′、１５″（図２〜図４参照）を有する部品１、１２０、１３０、１５５が示されている。その部品１２０、１３０、１５５は複数のかかる冷却空気孔列１０′、１０″、１０″′を有することもある（図５参照）。冷却空気孔列は直線（図１参照）ないし僅かな屈曲直線（図５参照）に沿って延び、ないしは非湾曲形状（図示せず）を有している。
【００１２】
部品１はここでは例えばガスタービン１００のタービン翼１２０、１３０（図７参照）であり、その基礎材料（基材）は超合金特にニッケル基超合金（図１０参照）である。部品１２０、１３０の翼形部（羽根部）４０６は少なくとも一列（１０、１０′、１０″、・・・）の冷却空気孔（４、１３′、１３″、１５′、１５″）を有している。図１には一列の冷却空気孔列１０しか示されていないが、これに限定されない。
【００１３】
冷却空気孔列１０の複数の冷却空気孔４は線７の上に位置し、特に翼後縁４１２あるいは翼前縁４０９に対して所定間隔を有する直線７の上に位置するか、あるいはこれらの孔４は相互に所定の配列を構成している。部品１、１２０、１３０、１５５に冷却空気孔列１０を形成するように孔４をあける際、破線で図示した縁線４１２と孔列線７との相対位置が不本意にずれてしまうことがある。これは許容され、部品１２０、１３０の最初の採用に何ら制限を加えない。
【００１４】
しかし新たに被覆する時あるいは補修時のように冷却空気孔４から材料が除去されねばならないとき、その加工装置特にレーザ装置は縁線４１２および孔列線７の理想的な配列を目標とする。
【００１５】
理想的な配列と実際の配列が一致しないことがあるので、実際の状態を考慮すべく加工装置は新たにプログラミングされねばならない。これは被覆工程前に冷却空気孔４の冷却空気孔列１０の少なくとも２個の冷却空気孔１３′、１３″、・・・がマスキングされ閉塞されることによって行われる。これは従来知られているような種々の方式で行うことができる。その場合、好適には５０％までの冷却空気孔が、特に４０％までの冷却空気孔が閉塞される。
【００１６】
そして基材の被覆が行われる。これは金属結合層（特にＭＣｒＡｌＹ層）であり、あるいは金属結合層とその上のセラミック層であるか、一層、二層又は多層のセラミック層とすることができる。
【００１７】
一層設けられるかあるいは二層設けられるかに無関係に、閉塞されていない冷却空気孔１５′、１５″が被覆され、少なくとも部分閉塞されるかあるいは完全閉塞される。これらの孔１５′、１５″内における被覆材料は被覆工程後に除去されねばならない。一方で予め閉塞されていた冷却空気孔１３′、１３″はその孔内に被覆材料は存在せず、後加工する必要はない。
【００１８】
被覆閉塞された冷却空気孔１５′、１５″、・・・の後加工前に、冷却空気孔１３′、１３″からマスキング材料が取り除かれ、特に手作業で開孔される。そして被覆閉塞されなかった複数の冷却孔によって仮想の孔列直線７が描かれる。加工装置（図示せず）は閉塞されていない孔１３′、１３″を認識し、冷却空気孔１３′、１３″′間を通る孔列線７に照準を合わせ、これにより、加工装置特にレーザ装置は冷却空気孔１０の孔列線７が、縁線４１２とは無関係に、どのように与えられているかを認識する。
【００１９】
従って、孔列線７あるいは既知形状（長さ、湾曲角）の孔列線が形成されるようにするために、常に少なくとも２個の冷却空気孔１３′、１３″が閉塞され再び開孔されねばならない。どの冷却空気孔が閉塞されるかは重要でない。これは上部冷却空気孔と中間部冷却空気孔又は最上部冷却空気孔と最下部冷却空気孔とすることができ（図４参照）、あるいは２個の中間部冷却空気孔とすることができる（図３参照）。これは好適には最上部孔と最下部孔である（図６参照）。
【００２０】
好適には少なくとも２個の閉塞された冷却空気孔１３′、１３″間に少なくとも１個の冷却空気孔１５′、１５″が存在し、特に少なくとも複数の閉塞されていない冷却空気孔１５′、１５″が存在しているのが好ましい。
【００２１】
あるいはまた互いに並んで位置する２個の冷却空気孔１３′、１３″を閉塞することもでき、その場合、孔列１０に沿って複数の閉塞されない冷却空気孔１５′、１５″が続き、それに被覆工程前に閉塞された１個あるいは２個のマスキングされた冷却空気孔１３′、１３″が続いている。
【００２２】
図５は本発明の異なった実施例を示している。ここでは冷却空気孔列１０は複数の冷却空気孔列区分域１０′、１０″、１０″′から成り、これらの冷却空気孔列区分域１０′、１０″、１０″′は翼前縁４０９に対して互いに異なった配列を構成し、あるいは１つの直線上に位置し、そのディフューザ形状に関し異なった特性を有している（各冷却空気孔列区分域は１つの冷却空気孔列に相当する）。即ち、冷却空気孔列区分域１０′、１０″、１０″′は例えば好適には直線１０の上に存在し、それぞれの冷却空気孔列区分域１０′、１０″、１０″′における冷却空気孔が異なった大きさを有するか、あるいは作動媒体流れ方向１９又は翼形部４０６の長手軸線２２に対して異なった向き／ディフューザ形状を有する。被覆準備に対して図２、図３、図４又は図６に相当した処置が講じられ、即ち、ここでは各冷却空気孔列区分域１０′、１０″、１０″′に対して図２、図３、図４又は図６における閉塞孔／非閉塞孔パターンおよび孔仕様が利用され、即ち、各冷却空気孔列区分域１０′、１０″、１０″′の少なくとも２個の冷却空気孔１３′、１３″が閉塞され、被覆工程後に開孔される。各冷却空気孔列区分域１０′、１０″、１０″′の内部における冷却空気孔４が一様であると好適である。これらの冷却空気孔列区分域１０′、１０″、１０″′はいわば１つの冷却空気孔列となっている。
【００２３】
図７は例としてガスタービン１００を縦断面図で示している。ガスタービン１００は内部に回転軸線１０２を中心に回転可能に支持されたロータ１０３を有し、このロータ１０３はタービンロータとも呼ばれる。ロータ１０３に沿って順々に、吸込み室１０４、圧縮機１０５、例えばトーラス状の燃焼器特に同軸的に配置された複数のバーナ１０７を備えた環状燃焼器１１０、タービン装置１０８および排気室１０９が続いている。
【００２４】
環状燃焼器１１０は例えば環状の燃焼ガス路１１１に連通している。そこで例えば直列接続された４つのタービン段１１２がタービン装置１０８を形成している。各タービン段１１２は２つの翼輪（翼列）で形成されている。作動媒体１１３の流れ方向に見て、燃焼ガス路１１１内において各静翼列１１５に続いて、多数の動翼１２０から成る翼列１２５が続いている。
【００２５】
静翼１３０はステータ１４３の内部車室１３８に固定され、これに対して、翼列１２５の動翼１２０は例えばタービン円板１３３によってロータ１０３に設けられている。ロータ１０３に発電機あるいは作業機械（図示せず）が連結されている。
【００２６】
ガスタービン１００の運転中に圧縮機１０５によって吸込み室１０４を通して空気が吸い込まれて圧縮される。圧縮機１０５のタービン側端に導かれた圧縮空気はバーナ１０７に送られ、そこで燃料と混合される。その混合気は燃焼器１１０で燃焼されて作動媒体１１３を発生する。この作動媒体１１３はそこから燃焼ガス路１１１に沿って静翼１３０および動翼１２０を洗流して流れる。作動媒体１１３は膨張して動翼１２０に衝撃を伝達し、これによって、動翼１２０がロータ１０３を駆動し、これに連結された作業機械を駆動する。
【００２７】
ガスタービン１００の運転中に高温作動媒体１１３に曝される部品は熱負荷を受ける。環状燃焼器１１０に内張りされた遮熱要素のほかに、作動媒体１１３の流れ方向に見て最初のタービン段１１２の静翼１３０と動翼１２０が、環状燃焼器１１０を覆う熱遮蔽要素と共に、最も強く熱負荷される。そこで生ずる高温に耐えるために、それらの遮熱要素は冷却材によって冷却することができる。
【００２８】
また部品の基材は方向性凝固構造を有し、即ち、単結晶粒構造（ＳＸ構造）あるいは柱状結晶粒構造（ＤＳ構造）を有することができる。部品特にタービン翼１２０、１３０の材料としておよび燃焼器１１０の部品の材料として例えば鉄基、ニッケル基あるいはコバルト基超合金が利用される。かかる超合金は例えば特許文献１、特許文献２、特許文献３、特許文献４、特許文献５で知られている。
【００２９】
静翼１３０は、タービン装置１０８の内部車室１３８の側の静翼脚（図示せず）と、この静翼脚とは反対の側の静翼頭部とを有している。この静翼頭部はロータ１０３の側に面し、ステータ１４３の取付け輪１４０に固定されている。
【００３０】
図８は流体機械の動翼１２０あるいは静翼１３０を斜視図で示し、これらの翼１２０、１３０は長手軸線１２１に沿って延びている。
【００３１】
その流体機械は航空機や発電所のガスタービン、蒸気タービン、あるいは圧縮機である。
【００３２】
翼１２０、１３０は長手軸線１２１に沿って順々に、取付け部４００とこれに続く翼台座４０３と翼形部４０６と翼先端４１５とを有している。翼１３０は静翼１３０としてその先端４１５にもう１つの翼台座（図示せず）を有することもある。
【００３３】
ロータ軸あるいはタービン円板（図示せず）に動翼１２０を取り付けるための翼脚１８３が取付け部４００に形成されている。
【００３４】
翼脚１８３は例えば断面ハンマ状に形成されている。断面クリスマスツリー状脚あるいはダブテール状脚として形成することもできる。翼１２０、１３０は、翼形部４０６を洗流する媒体に対して、翼前縁４０９と翼後縁４１２を有している。
【００３５】
通常の翼１２０、１３０の場合、翼１２０、１３０の全部位４００、４０３、４０６に例えば中実の金属材料、特に超合金が利用されている。かかる合金は例えば特許文献１、特許文献２、特許文献３、特許文献４、特許文献５で知られている。この場合、翼１２０、１３０は、方向性凝固による鋳造法、鍛造法、切削加工法あるいはそれらの組合せで製造される。
【００３６】
運転中に大きな機械的、熱的および／又は化学的負荷を受ける機械における部品として、１つあるいは複数の単結晶構造の部材が利用される。かかる単結晶構造の部材の製造は、例えば溶融物からの方向性凝固によって行われる。それは、液状金属合金が単結晶構造の形に、即ち、単結晶部材に凝固されるか方向性凝固される鋳造法である。そのデンドライト結晶（樹状晶）は、熱流束に沿って方向づけられ、柱状結晶粒構造（柱状構造（Columnar）、即ち、部材の全長にわたって延び、ここでは一般的に方向性凝固と呼ばれる結晶粒）を形成するか、あるいは単結晶構造を形成し、即ち、部材全体が単結晶から成っている。この方法において、無指向性成長によって必然的に方向性凝固部品あるいは単結晶部品の良好な特性を損なう横方向粒界と縦方向粒界が生ずるので、球状（多角結晶）凝固への移行は避けねばならない。従って、一般に方向性凝固構造というとき、それは、粒界が存在しないかたかだか小角粒界（Kleinwinkelkorngrenzen）しか存在しない単結晶と、縦方向に延びる粒界が存在するが横方向に延びる粒界が存在しない柱状結晶粒構造とを意味する。後者の結晶構造の場合、方向性凝固構造（directionally solidified structures）とも呼ばれる。かかる方法は特許文献６および特許文献７で知られている。
【００３７】
同様に翼１２０、１３０は防食被覆あるいは酸化防止被覆例えばＭＣｒＡｌＸ層（ここで、Ｍは鉄（Ｆｅ）、コバルト（Ｃｏ）、ニッケル（Ｎｉ）の群における少なくとも１つの元素、Ｘは活性元素でありイットリウム（Ｙ）および／又は珪素および／又は少なくとも１つの希土類元素ないしハフニウム（Ｈｆ）である）を有している。かかる合金は、それら合金の化学組成について開示する特許文献８、特許文献９、特許文献１０あるいは特許文献２で知られている。その密度は好適には理論密度の９５％である。ＭＣｒＡｌＸ層の上に（中間層あるいは最外層として）防護用の酸化アルミニウム層（ＴＧＯ＝熱成長酸化物層）が形成されている。
【００３８】
その層組成は好適にはＣｏ−３０Ｎｉ−２８Ｃｒ−８Ａｌ−０．６Ｙ−０．７Ｓｉ又は
Ｃｏ−２８Ｎｉ−２４Ｃｒ−１０Ａｌ−０．６Ｙを有している。またこのコバルト基保護被覆のほかに、好適にはＮｉ−１０Ｃｒ−１２Ａｌ−０．６Ｙ−３ＲｅやＮｉ−１２Ｃｏ−２１Ｃｒ−１１Ａｌ−０．４Ｙ−２ＲｅやＮｉ−２５Ｃｏ−１７Ｃｒ−１０Ａｌ−０．４Ｙ−１．５Ｒｅのようなニッケル基保護層も利用される。
【００３９】
ＭＣｒＡｌＸ層の上に断熱層を形成することもでき、これは好適には最外層であり、例えばＺｒＯ2、Ｙ2Ｏ3−ＺｒＯ2から成り、即ち、酸化イットリウムおよび／又は酸化カルシウムおよび／又は酸化マグネシウムにより、部分的にも全体的にも安定化されていない。この断熱層はＭＣｒＡｌＸ層全体を覆っている。例えば電子ビーム蒸着法（ＥＢ−ＰＶＤ）のような適切な被覆方法によって、断熱層内に柱状粒子が発生される。他の被覆方法も考えられ、例えば気中プラズマ溶射（ＡＰＳ）、ＬＰＰＳ（低圧プラズマ溶射）、ＶＰＳ（真空プラズマ溶射）あるいはＣＶＤ（化学気相蒸着法）が考えられる。この断熱層は良好な熱衝撃強度のために多孔性、ミクロ割れ性あるいはマクロ割れ性の結晶粒を有する。即ち、その断熱層は好適にはＭＣｒＡｌＸ層より多孔性を有する。
【００４０】
翼１２０、１３０は空洞あるいは中実に形成することができる。翼１２０、１３０はこれが冷却されるようにするとき空洞とされ、場合によっては複数の膜冷却用孔４１８（破線で図示）を有する。
【００４１】
図９はガスタービン１００の燃焼器１１０を示している。燃焼器１１０は例えばいわゆる環状燃焼器として形成され、回転軸線１０２を中心として円周方向に分布して複数のバーナ１０７が火炎を発生する共通燃焼室に連通している。そのために燃焼器１１０は全体として回転軸線１０２の周りに位置された環状構造物として形成されている。
【００４２】
高い効率を得るために、燃焼器１１０は作動媒体の例えば１０００℃〜１６００℃の非常に高い温度に対して設計されている。材料に対して不利なこの運転パラメータにおいても長い寿命を可能とするために、燃焼器壁１５３はその作動媒体の側の面に遮熱要素１５５で形成された内張りが設けられている。
【００４３】
また燃焼器１１０の内部における高温のために、遮熱要素１５５ないしその保持要素に対して冷却系を設けることができる。その場合、遮熱要素１５５は例えば空洞にされ、場合によっては燃焼室に開口する冷却孔（図示せず）も有する。
【００４４】
合金から成る各遮熱要素１５５はその作動媒体側が特別な耐熱保護層（ＭＣｒＡｌＸ層および／又はセラミック被膜）で形成され、あるいは耐熱性材料（中実セラミック）で作られている。この保護層はタービン翼に類似し、即ち、例えばＭＣｒＡｌＸ層である。ここで、Ｍは鉄（Ｆｅ）、コバルト（Ｃｏ）、ニッケル（Ｎｉ）の群における少なくとも１つの元素、Ｘは活性元素でありイットリウム（Ｙ）および／又は珪素および／又は少なくとも１つの希土類元素ないしハフニウム（Ｈｆ）である。かかる合金は、それらの合金の組成について開示する特許文献８、特許文献９、特許文献１０あるいは特許文献２で知られている。
【００４５】
ＭＣｒＡｌＸ層の上に例えばセラミック断熱層も存在し、これは例えばＺｒＯ2、Ｙ2Ｏ3−ＺｒＯ2から成り、即ち、酸化イットリウムおよび／又は酸化カルシウムおよび／又は酸化マグネシウムにより、部分的にも全体的にも安定化されていない。例えば電子ビーム蒸着法（ＥＢ−ＰＶＤ）のような適切な被覆方法によって、断熱層内に柱状粒子が発生されている。他の被覆方法も考えられ、例えばエアプラズマ溶射（ＡＰＳ）、ＬＰＰＳ（低圧プラズマ溶射）、ＶＰＳ（真空プラズマ溶射）あるいはＣＶＤ（化学気相蒸着法）が考えられる。この断熱層は良好な熱衝撃強度のために多孔性、ミクロ割れ性あるいはマクロ割れ性の結晶粒を有している。
【００４６】
再生処理（補修）は、タービン翼１２０、１３０および遮熱要素１５５がその使用後に場合によっては保護層を（例えばサンドブラストで）除去されねばならないことを意味する。その後、腐食層および／又は酸化層ないし酸化生成物が除去される。場合によってはタービン翼１２０、１３０あるいは遮熱要素１５５のクラック（割れ）も補修される。その後、タービン翼１２０、１３０および遮熱要素１５５の再被覆が行われ、そのタービン翼１２０、１３０および遮熱要素１５５が再利用される。
【符号の説明】
【００４７】
１、１２０、１３０、１５５：部品
４、１３′、１３″、１５′、１５″、・・・：孔
１０、１０′、１０″、１０″′、・・・：孔列
【図１】
0005615133.tif 000002
【図２】
0005615133.tif 000003
【図３】
0005615133.tif 000004
【図４】
0005615133.tif 000005
【図５】
0005615133.tif 000006
【図６】
0005615133.tif 000007
【図７】
0005615133.tif 000008
【図８】
0005615133.tif 000009
【図９】
0005615133.tif 000010
【図１０】
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